白峰，王奇志

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 飛行物理部，上海 201210）

0 引言

2020年7月25日臺(tái) 風(fēng)“煙花”在 舟山登陸，最大地面風(fēng)速達(dá)到25 m/s，導(dǎo)致上海、杭州兩地機(jī)場(chǎng)全天停航，上海虹橋和浦東兩大機(jī)場(chǎng)進(jìn)行了約200架飛機(jī)的地面系留。飛機(jī)系留是指為防止飛機(jī)在惡劣天氣下發(fā)生偏航、側(cè)滑甚至傾斜等危險(xiǎn)，采用地面系留繩索限制飛機(jī)位移，是對(duì)雷暴、大風(fēng)等極端氣象停機(jī)安全的保障。適航規(guī)章CCAR25第25.519條“頂升 和系留裝置”的C條要求“提供系留點(diǎn)時(shí)，主系留點(diǎn)及局部結(jié)構(gòu)必須能承受任何方向的120 km/h（65節(jié)）水平風(fēng)引起的限制”。典型民用飛機(jī)一般采用起落架系留方案，系留設(shè)備一般包含卸扣、拴緊帶、拴緊器、警告旗等，通過兩端卸扣來連接起落架系留環(huán)和停機(jī)坪地錨，典型民用飛機(jī)的起落架系留方案詳見文獻(xiàn)［4］。

系留方案評(píng)估需要針對(duì)地面停機(jī)時(shí)飛機(jī)可能發(fā)生的傾翻、滑動(dòng)、打地轉(zhuǎn)等情況。因此綜合飛機(jī)自身重力、起落架支反力、輪胎摩擦力、氣動(dòng)載荷以及系留載荷作用下的平衡狀態(tài)分析是系留方案設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。而對(duì)于停機(jī)情況下的氣動(dòng)力研究有助于提高飛機(jī)系留方案設(shè)計(jì)（包括地坪錨點(diǎn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、機(jī)體系留點(diǎn)設(shè)計(jì)、系留索產(chǎn)品設(shè)計(jì)等）對(duì)飛機(jī)停機(jī)的適應(yīng)性。國(guó)內(nèi)外對(duì)于艦載機(jī)的艦艇系留有相關(guān)研究，主要針對(duì)海浪、旋翼等氣動(dòng)影響，對(duì)于民用飛機(jī)系留相關(guān)的研究較少?，F(xiàn)有研究未全面分析各種布局民用飛機(jī)的系留特點(diǎn)，同時(shí)也未從6個(gè)典型氣動(dòng)分量來對(duì)系留載荷進(jìn)行完整分析。

本文針對(duì)兩種典型布局的民用飛機(jī)開展系留氣動(dòng)力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)，分析離地高度和風(fēng)速差異對(duì)近地的氣動(dòng)力影響；對(duì)比高、低平尾兩種典型民用飛機(jī)布局的氣動(dòng)力差異，并通過部件組拆試驗(yàn)分析形成該現(xiàn)象的原因；估算高、低平尾布局飛機(jī)由于俯仰特性明顯差異導(dǎo)致的前起落架系留氣動(dòng)載荷差異，以期為各種民用飛機(jī)的系留方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 試驗(yàn)方案

氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn)選擇在FL12回流式低速風(fēng)洞中開展，試驗(yàn)段寬4 m、高3 m、長(zhǎng)8 m，截面積10.72 m。在試驗(yàn)段的中心位置安裝地板模擬飛機(jī)停機(jī)狀態(tài)，采用單支桿腹部支撐形式，通過支桿旋轉(zhuǎn)模擬0°～180°側(cè)風(fēng)，風(fēng)洞試驗(yàn)方案如圖1所示。

圖1 系留氣動(dòng)力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.1 Tie-down aerodynamic wind tunnel test

典型民用飛機(jī)布局主要分為翼吊低平尾形式和尾吊高平尾形式，本文采用模型A和模型B分別針對(duì)兩種布局的氣動(dòng)力開展研究。試驗(yàn)?zāi)Ｐ虯采用低平尾布局巡航構(gòu)型，針對(duì)停機(jī)狀態(tài)采用35 m/s試驗(yàn)風(fēng)速，基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的Re=0.73×10；同時(shí)開展70 m/s風(fēng)速的空中狀態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量來進(jìn)行氣動(dòng)特性對(duì)比，相應(yīng)的Re=1.46×10。另外針對(duì)高平尾布局模型B，采用主輪離地10 mm、風(fēng)速35 m/s開展氣動(dòng)力對(duì)比試驗(yàn)。由于真實(shí)機(jī)場(chǎng)風(fēng)速測(cè)量針對(duì)地面以上10 m的高度位置，且對(duì)于停機(jī)狀態(tài)的地面附面層情況鮮有研究。而在風(fēng)洞中一般會(huì)采用滾動(dòng)地板，或附面層抽吸功能來減小附面層厚度，且根據(jù)研究在小迎角情況下附面層抽吸對(duì)氣動(dòng)力影響不明顯。因此在FL12風(fēng)洞中采用固定地板，通過調(diào)節(jié)模型垂直高度來研究附面層高度變化影響。根據(jù)固定地板附面層測(cè)量結(jié)果，采用主輪離地50 mm來模擬不受附面層干擾的情況，以及采用主輪離地10 mm來模擬全附面層情況，這是為防止模型振動(dòng)接觸地板影響天平測(cè)力而預(yù)留了10 mm間隙。兩種典型民用飛機(jī)的布局如圖2～圖3所示，在風(fēng)洞中的尺寸關(guān)系如表1所示。

圖2 模型A三面圖Fig.2 Three views drawing of model A

圖3 模型B三面圖Fig.3 Three views drawing of model B

表1 試驗(yàn)件與風(fēng)洞匹配性Table 1 Model matching of the test section

試驗(yàn)采用內(nèi)置桿式天平測(cè)量全機(jī)體軸系下的6分量氣動(dòng)力，力矩參考點(diǎn)位于機(jī)翼25%氣動(dòng)中心在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影，軸系定義為x軸沿水平向前，y軸沿水平向右，z軸垂直向下，氣動(dòng)力參數(shù)定義如表2所示。

表2 氣動(dòng)力參數(shù)定義Table 1 Aerodynamic parameters

2 試驗(yàn)結(jié)果

2.1 離地高度和風(fēng)速影響

針對(duì)模型A，在35 m/s風(fēng)速的情況下進(jìn)行β為0°～180°氣動(dòng)力測(cè)量，側(cè)滑角間隔10°，離地距離分別為50和10 mm，離地距離減小后升力略有增加。在70 m/s風(fēng)速情況，試驗(yàn)從β為0°～180°，間隔2°，從空中狀態(tài)（拆除地板）至主輪離地80 mm，升力和阻力明顯增加，如圖4所示（情況一：主輪離地10 mm，V=35 m/s；情況二：主輪離地50 mm，V=35 m/s；情況三：主輪離地80 mm，V=70 m/s），符合近地影響的氣動(dòng)規(guī)律。

對(duì)比主輪離地50 mm、V=35 m/s和主輪離地80 mm、V=70 m/s兩個(gè)狀態(tài)，在離地距離相似情況下，風(fēng)速差異下的氣動(dòng)特性基本一致。針對(duì)以上各種試驗(yàn)參數(shù)差異，C、C、C特性的差異性不明顯，如圖5所示（情況一～情況三同圖4）。

圖4 風(fēng)速、離地高度對(duì)模型A的CN、CA、CY的影響Fig.4 The influence of air speed and height to CN、CA、CY

圖5 風(fēng)速、離地高度對(duì)模型A的Cm、Cn、Cl的影響Fig.5 The influence of air speed and height on Cm、Cn、Cl

2.2 布局差異對(duì)比

針對(duì)典型停機(jī)狀態(tài)：主輪離地10 mm，風(fēng)速35 m/s，開展模型B（高平尾）停機(jī)狀態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量，與模型A（低平尾）的對(duì)比如圖6～圖11所示。

圖6 法向力系數(shù)CN對(duì)比Fig.6 The comparison of CN

圖11 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl對(duì)比Fig.11 The comparison of Cl

從圖6可以看出：模型A法向力系數(shù)C隨著側(cè)滑而增加直至β=60°，之后由于機(jī)翼分離發(fā)展而C減小，直至β=100°時(shí)達(dá)到負(fù)法向力系數(shù)最小值，之后緩慢回升至0附近。模型B的法向力系數(shù)C隨側(cè)滑變化形態(tài)一致，只是在β=50°達(dá)到法向力系數(shù)峰值，這是由于后掠角較?。Ｐ虯為28°，模型B為25°）的原因；同時(shí)未達(dá)到很低的負(fù)法向力系數(shù)值，主要是因?yàn)闄C(jī)翼的上反角和扭轉(zhuǎn)角不同。

從圖7可以看出：阻力特性C隨側(cè)滑增加而減小，由于參考面積不同，模型A在β=0°情況的軸向力系數(shù)C較大。

圖7 軸向力系數(shù)CA對(duì)比Fig.7 The comparison of CA

從圖8可以看出：俯仰力矩系數(shù)C在β=40°前均為先低頭后抬頭，但模型A的力矩系數(shù)抬頭發(fā)展至β=90°左右，而模型B的抬頭力矩系數(shù)在β=40°后即緩慢減小。

圖8 俯仰力矩系數(shù)Cm對(duì)比Fig.8 The comparison of Cm

圖10 偏航力矩系數(shù)Cn對(duì)比Fig.10 The comparison of Cn

從圖9～圖11可以看出：航向特性C、C、C對(duì)于兩種布局的飛機(jī)趨勢(shì)和量級(jí)一致，側(cè)向力系數(shù)C在β=90°左右達(dá)到最大，偏航力矩系數(shù)C在β=130°左右達(dá)到最大，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C在β=50°左右達(dá)到最小。

圖9 側(cè)向力系數(shù)CY對(duì)比Fig.9 The comparison of CY

2.3 部件氣動(dòng)力貢獻(xiàn)

為了分析低平尾布局的俯仰力矩C較大現(xiàn)象，針對(duì)模型A開展垂尾、平尾、短艙等部件組拆的氣動(dòng)力測(cè)量研究，分析各部件氣動(dòng)力貢獻(xiàn)。試驗(yàn)同樣在主輪離地10 mm、風(fēng)速35 m/s情況下進(jìn)行，主要包括全機(jī)去平尾、全機(jī)去垂尾、全機(jī)去尾翼（去垂平尾）、翼身組合（全機(jī)去尾翼去短艙）4個(gè)構(gòu)型，氣動(dòng)力對(duì)比如圖12～圖17所示。

圖12 部件法向力系數(shù)CNFig.12 The component CN

圖17 部件滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)ClFig.17 The component Cl

從圖12～圖13可以看出：對(duì)于法向力系數(shù)C和俯仰力矩系數(shù)C，在β較小的范圍內(nèi)所有構(gòu)型結(jié)果基本一致；而在β為40°～130°范圍內(nèi)所有無垂尾的構(gòu)型的C明顯較大；同樣在該β范圍內(nèi)也表現(xiàn)為所有無垂尾構(gòu)型的俯仰力矩C抬頭量級(jí)較小。因此根據(jù)構(gòu)型參數(shù)差異分析，認(rèn)為垂尾部件影響是模型B產(chǎn)生較大C的關(guān)鍵原因。但是對(duì)比圖8、圖13，模型A無垂尾構(gòu)型的C仍明顯大于模型B。

圖13 部件俯仰力矩系數(shù)CmFig.13 The component Cm

針對(duì)尾翼構(gòu)型差異進(jìn)行研究，常規(guī)民用飛機(jī)尾翼布局的部件升力方向?yàn)槠渲饕饔昧?，因此平尾主要為俯仰控制，垂尾為偏航控制。根?jù)圖14，全機(jī)去平尾后C有所降低，符合平尾的部件力特性；但全機(jī)去垂尾構(gòu)型（此時(shí)未去平尾）的C下降更明顯。因此可以推測(cè)垂尾本身對(duì)平尾的俯仰特性產(chǎn)生了較大干擾。同時(shí)注意圖13中，在β=60°時(shí)全機(jī)去平尾構(gòu)型的C量值超過全機(jī)構(gòu)型，在β=90°附近兩者達(dá)到最大差值。這主要是因?yàn)樵讦?60°時(shí)背風(fēng)側(cè)平尾尚未分離，自身仍可提供升力；而迎風(fēng)側(cè)平尾受垂尾的正壓力而產(chǎn)生負(fù)升力，因此表現(xiàn)出有無平尾構(gòu)型的法向力系數(shù)C和俯仰力矩系數(shù)C相同；隨著β繼續(xù)增加至90°過程中，由于背風(fēng)側(cè)平尾分離而升力減小，迎風(fēng)側(cè)平尾受垂尾正壓力持續(xù)增加。

圖14 部件軸向力系數(shù)CAFig.14 The component CA

因此進(jìn)一步確認(rèn)模型B的C比模型A無垂尾構(gòu)型小的原因是：模型B的T尾布局使得垂尾對(duì)高平尾產(chǎn)生反向作用力，而產(chǎn)生額外的低頭力矩。

從圖14可以看出：各種尾翼構(gòu)型的軸向力系數(shù)C趨勢(shì)一致。由于C主要由摩擦阻力和壓差阻力構(gòu)成，尾翼對(duì)此貢獻(xiàn)量較小。

從圖15～圖16可以看出：側(cè)向力系數(shù)C和偏航力矩系數(shù)C主要受機(jī)身和垂尾氣動(dòng)力影響，而在各種側(cè)滑角情況下平尾的主升力方向氣動(dòng)差異對(duì)垂尾的影響較小，因此各構(gòu)型的氣動(dòng)特性按照有無垂尾表現(xiàn)為兩種規(guī)律，其中偏航力矩系數(shù)C在β=60°前由于垂尾的氣動(dòng)力而表現(xiàn)出兩種穩(wěn)定性，在更大的β角下由于垂尾分離而對(duì)航向穩(wěn)定性貢獻(xiàn)消失。需要注意的是翼身組合體構(gòu)型由于缺少了短艙提供的穩(wěn)定性，而表現(xiàn)出航向特性稍弱的現(xiàn)象。

圖15 部件側(cè)向力系數(shù)CYFig.15 The component CY

圖16 部件偏航力矩系數(shù)CnFig.16 The component Cn

從圖17可以看出：對(duì)于滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C，也按照有無垂尾兩大構(gòu)型表現(xiàn)出兩組滾轉(zhuǎn)特性，這是因?yàn)榇刮矚鈩?dòng)中心與全機(jī)力矩參考點(diǎn)距離產(chǎn)生的額外滾轉(zhuǎn)。同時(shí)也要注意，翼身組合體的無短艙特點(diǎn)，在β為60°～90°之間表現(xiàn)出額外的滾轉(zhuǎn)特性。

3 系留載荷估算

3.1 估算方法

針對(duì)傾翻狀態(tài)需要分析的力平衡主要包括飛機(jī)自重、起落架支反力、氣動(dòng)載荷和系留載荷。未保證系留載荷計(jì)算的保守性，一般采用空機(jī)重量來進(jìn)行平衡分析，但大重量的重心位置也會(huì)對(duì)臨界系留載荷產(chǎn)生影響。

針對(duì)兩種飛機(jī)布局產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)C特性差異較大，主要導(dǎo)致后傾翻的系留載荷不同，因此本文進(jìn)行工程估算。假設(shè)后傾翻時(shí)前起落架支反力為0，以主起落架為平衡參考點(diǎn)，平衡狀態(tài)如圖18所示。

圖18 前起落架受力分析Fig.18 The nose landing gear force analysis

受力平衡方程如下：

式中：Q為來流動(dòng)壓；S為參考面積；L為參考長(zhǎng)度；G為重力；T為前輪系留載荷；a為前輪距重心距離；b為主輪距重心距離。

根據(jù)模型A、B的布局參數(shù)，空機(jī)自重、重心和起落架位置等計(jì)算參數(shù)如表3所示。

表3 前輪系留計(jì)算參數(shù)Table 3 Nose landing gear tie-down load estimate parameters

3.2 對(duì)比結(jié)果

通過平衡方程估算前輪的前起落架系留載荷，模型A和模型B的對(duì)比如圖19所示。

從圖19可以看出：模型A飛機(jī)在側(cè)風(fēng)60°～120°時(shí)需要前起系留，系留力最大為20 kN；而模型B飛機(jī)自重即可抵抗各方向側(cè)風(fēng)，無需前起系留。

圖19 前起落架系留載荷對(duì)比Fig.19 The nose landing gear tie-down load

4 結(jié)論

（1）低平尾布局飛機(jī)，在90°側(cè)風(fēng)時(shí)由于垂尾產(chǎn)生的正壓力對(duì)平尾和后機(jī)身的作用，會(huì)產(chǎn)生較大的抬頭力矩；對(duì)于高平尾布局飛機(jī)，則無此現(xiàn)象。

（2）俯仰氣動(dòng)力差異導(dǎo)致低平尾布局飛機(jī)的前起落架系留載荷明顯增加。